乘波体是一种应用广泛的高超声速气动构型,现有设计方法一般从乘波体后缘出发进行设计,而实际工程中往往对其前缘线有直接约束。因此,本文以锥导理论和吻切锥理论为基础,开展基于前缘线的乘波体设计方法研究。本文基于锥导理论分别开展了基于前缘线水平投影型线、三维前缘线的乘波体设计方法研究,通过编程获得相应构型,并在几何外形和乘波特性两方面对设计方法进行对比和验证。研究表明:两种设计方法均可通过给定相应的几何型线设计乘波体;对于锥导乘波体,三维设计方法与二维方法本质相同,但前者拓宽了前缘线的获取方式,开阔了乘波体设计视角。接着基于吻切锥理论,研究了基于前缘线水平投影型线的设计方法,且使用三次样条曲线进行参数化。通过设置参数获得一系列构型,选取具有典型特征的构型进行计算分析,验证了设计方法的有效性。针对其中带“机翼”部件的乘波构型,通过正交试验设计方法研究了“机翼”的形状和翼展对乘波体性能的影响。最后发展了基于三维前缘线的吻切锥乘波体设计方法,通过给定三维前缘线生成相应构型,该方法的核心是根据三维前缘线计算出对应的激波出口型线。研究证明该设计方法可以直接控制前缘线设计乘波体,具有重要的工程价值。